Задачи, решаемые системами управления полетом СА



Задачи, решаемые системами управления полетом САОсновное назначение системы управления полетом СА — компенсация возмущений, возникающих в полете или являющихся результатом неточности выведения СА на орбиту ожидания. СА стартует обычно с орбиты ожидания, поэтому задачи управления естественно разделить на следующие группы:

1. управление на участке предварительного торможения;
2. управление на пассивном участке;
3. управление на участке основного торможения;
4. управление на «верньерном» участке; Более удобна классификация задач по функциональному назначению.

Основной навигационной задачей является измерение навигационных параметров и определение по ним текущих кинематических параметров движения (координат и скорости) , характеризующих возмущенную траекторию (орбиту) движения СА.

В задачу наведения входит определение потребных управляющих воздействий, которые обеспечивают приведение СА в заданную точку пространства с заданной скоростью и в требуемый момент времени, с учетом текущих кинематических параметров движения, определенных с помощью решения навигационной задачи, заданных ограничений и характеристик объекта управления.

Задачу управления можно проиллюстрировать примером алгоритмом управления мягкой посадкой СА на Луну. Радиодальномер измеряет расстояние r до лунной поверхности вдоль определенного направления, обычно совпадающего с направлением продольной оси СА. Доплеровский локатор дает информацию о текущем векторе скорости снижения V, инерциальные датчики измеряют вектор Q углового положения СА, а также вектор кажущегося ускорения V.

Результаты измерений поступают на выход управляющего устройства, в котором составляются оценки координат, характеризующих процесс спуска (в частности, высоты СА над поверхностью Луны) , и формируются на их основе управляющие сигналы U, U, U, обеспечивающие терминальное управление мягкой посадкой (O — связанная система координат СА) . При этом U, U задают ориентацию продольной оси СА (и, следовательно, тяги двигателя) и используются как уставки для работы системы стабилизации, а управляющий сигнал U задает текущее значение тяги тормозного двигателя.

В результате обработки сигналов U, U, U, тормозным двигателем и системой стабилизации полет СА корректируется таким образом, чтобы обеспечить выполнение заданных терминальных условий мягкой посадки. Конечная точность посадки считается удовлетворительной, если величина вертикальной составляющей скорости в момент контакта с поверхностью планеты не вызывает допустимой деформации конструкции СА, а горизонтальная составляющая скорости не приводит к опрокидыванию аппарата.

Задачи ориентации и стабилизации как задачи управления СА относительно центра масс формулируется следующим образом:



1. совмещение осей спускаемого аппарата (или одной оси) с осями (или осью) некоторой системы координат, называемой базовой системой отсчета, движение которой в пространстве известно (задача ориентации);
2. устранение неизбежно возникающих в полете малых угловых отклонений осей космического аппарата от соответствующих осей базовой системы отсчета (задача стабилизации) .

Заметим, что весь полет СА разбивается, по существу, на два участка: активный (при работе маршевого двигателя) ; пассивный (при действии на СА только сил гравитационного характера) .

Решения перечисленных задач (навигации и наведения, ориентации и стабилизации) на активных и пассивных участках имеют свою специфику.

Например, процесс управления полетом на пассивных участках характеризуется, как правило, относительной медленностью и большой дискретностью приложения управляющих воздействий.

Совершенно иным является процесс управления полетом на активном участке, например, при посадке на Луну. Непрерывно, начиная с момента включения тормозного двигателя, на борту решается навигационная задача: определяются текущие координаты СА и прогнозируются кинематические параметры движения на момент выключения двигателя.

Так же непрерывно вычисляются и реализуются необходимые управляющие воздействия (момент силы) в продольной и поперечной плоскости наведения. Процесс управления на этом этапе характеризуется большой динамичностью и, как правило, непрерывностью. В некоторых случаях задача наведения может решаться дискретно, причем интервал квантования по времени определяется требованиями к динамике и точности наведения.

Для решения перечисленных задач система управления по летом СА последовательно (или параллельно) работает в режимах ориентации, стабилизации, навигации и наведения.

Приборы и устройства, обеспечивающие выполнение того или иного режима управления и составляющие часть всего аппаратурного комплекса системы управления, обычно называют системами навигации, наведения, ориентации и стабилизации.

Наиболее часто на практике системы, управляющие движе нием центра масс космического корабля, называют системами навигации и наведения, а системы, управляющие движением космического корабля относительно центра масс, — системами ориентации и стабилизации.

Связанные записи

Метки: , , , , , , , , , , , , , ,

Оставить комментарий